一种折叠弹翼悬挂物的分离轨迹试验技术

金 鑫，袁 兵，张利珍，蔡广平

( 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所，成都 610091)

0 引 言

悬挂物是装在飞机悬挂装置上的任何器件，包括导弹、炸弹、火箭弹、核武器、鱼雷、吊舱( 空中加油舱、助推器舱、炮舱、电子对抗吊舱等) 、烟火装置和副油箱等。随着现代战斗机向多用途发展，悬挂物的种类越来越多，外形越来越复杂，几乎涵盖了空空、空地、空舰等系列武器。由于飞机挂载空间的限制，有些悬挂物采用了折叠弹翼［1］形式( 如美制MK-82HD、GBU-12，国内的LS-6 等武器) 。在挂载状态下，悬挂物的弹翼折叠，以减小外形尺寸； 在悬挂物分离过程中，当悬挂物离开飞机一定距离时，折叠弹翼展开，以改善悬挂物的气动性能和飞行性能［2］。

任何需要投弃使用( 如导弹、炸弹) 或存在投弃可能( 如副油箱、吊舱) 的悬挂物要装到飞机上，必须满足机弹分离安全性的要求，即悬挂物从飞机分离的过程中，与飞机不能发生碰撞，要满足最小机弹间距要求。目前，国内外开展悬挂物机弹分离安全性研究的一个重要手段是开展轨迹捕获风洞试验，即CTS( Captive Trajectory Simulation) 试验［3-6］。CTS 试验是国外上世纪60 年代发展起来的风洞与计算机紧密结合的一种机弹分离模拟技术。如图1 所示［5］，它利用计算机、六自由度机构和风洞工作的相互配合，通过对每一分离时刻悬挂物气动载荷的测量、运动方程的求解及计算机对六自由度机构支撑的悬挂物模型在飞机模型干扰流场中运动的控制，来实现悬挂物投放轨迹的模拟。CTS 试验技术应用于一般悬挂物的机弹分离安全性研究已经非常成熟［6-8］。

图1 风洞捕获轨迹产生过程Fig.1 Wind tunnel captive trajectory generation process

在研究悬挂物分离特性时，折叠弹翼悬挂物与一般悬挂物最大的区别就是在悬挂物分离过程中，折叠弹翼有一个动态展开过程，随着弹翼的展开，悬挂物的气动力特性往往会发生较大变化。使用常规的CTS 试验技术难以获取折叠弹翼展开过程中的悬挂物气动特性变化，由于悬挂物的气动力特性是确定悬挂物分离特性的重要因素［9］，因此难以得到正确的悬挂物分离特性。

针对折叠弹翼悬挂物分离过程的特点，发展了一种折叠弹翼悬挂物机弹分离轨迹试验技术，较好地解决了折叠弹翼展开时悬挂物的气动力获取问题，为折叠弹翼悬挂物的投放分离安全性研究提供一种工程实用的解决方案。

1 试验技术介绍

1.1 试验方法

本试验技术主要依据折叠弹翼展开特点，通过地面台试验获取折叠弹翼展开参数并通过风洞测力试验建立悬挂物折叠弹翼完全展开、展开中间若干状态、未展开状态的气动力与力矩系数数据库，在常规CTS 试验的基础上进行悬挂物折叠弹翼展开( 通过气动力系数修正实现) 和分离过程的动态模拟，最终得到折叠弹翼悬挂物的安全分离包线。具备常规CTS试验能力的风洞即可提供本试验技术开展的硬件环境，通过对CTS 系统中计算机软件系统的更新来完成整个试验。

试验方法流程如图2 所示，相对常规的CTS 试验技术，增加了地面台试验［3］、建立折叠弹翼展开参数数据库、建立折叠弹翼悬挂物不同状态的气动力数据库、轨迹计算的气动力系数修正计算等步骤( 图2虚线框内) 。

地面台试验主要用于获取无风状态下折叠弹翼的展开参数随时间/距离变化历程。通过地面台( 将折叠弹翼悬挂对应的挂架固定在地面支架上用来模拟飞机投放状态) 进行折叠弹翼展开试验。包括两部分内容，一部分是弹翼展开，另一部分是悬挂物从挂架的分离过程记录，试验中使用定位点、力传感器、高速摄像机/照相机以及采集设备进行折叠弹翼变化参数的采集工作。由地面台试验结果得到折叠弹翼展开过程中各个参数变化，包括弹翼展开角度、展开时刻、完全展开耗时、弹翼展开距离、展开角度随时间变化、展开过程中悬挂物重心距挂架距离变化、悬挂物重心和惯矩质量特性变化，并建立这些参数的数据库。

建立折叠弹翼悬挂不同状态的气动力数据库通过风洞测力试验完成。第一步设计加工风洞模型，包括弹翼完全展开状态、未展开状态、展开中间若干状态(根据弹翼展开情况，选择2 ～5 个状态) 的缩比风洞模型，开展悬挂物的风洞测力试验。由悬挂物风洞测力试验结果建立悬挂物的折叠弹翼完全展开状态、未展开状态和展开中间若干状态的气动力与力矩系数数据库。力和力矩系数包括轴向力系数CA、侧向力系数CY、法向力系数CN、俯仰力矩系数Cm、偏航力矩系数Cn、滚转力矩系数Cl。建立这些系数随悬挂物迎角α、侧滑角β 和滚转角γ 变化的数据库，数据库的形式可以根据需要将3 个变量α、β、γ 简化为α、β 或α、γ 两个变量的形式，默认情况下数据构成方式为：

图2 试验技术流程图Fig.2 The flow chart of test technique

式中C 代表3 个力或力矩系数。

以折叠弹翼未展开状态模型作为CTS 试验分离悬挂物模型，中间不进行风洞模型的更换。在CTS试验过程中求解六自由度运动方程之前进行悬挂物的气动力系数修正计算。气动力系数修正是将悬挂物折叠弹翼展开造成的气动力系数变化量引入到轨迹计算当中。气动力系数修正的过程如下：

(1) 依据折叠弹翼展开参数数据库，判别相应位置处的折叠弹翼展开角度δ。

(2) 依据悬挂物姿态角( 俯仰角θ、滚转角φ、偏航角ψ)，得到悬挂物当地的迎角α、侧滑角β 和滚转角γ。

(3) 计算给定迎角α、侧滑角β、滚转角γ 和折叠弹翼展开角度δ 下的气动力系数差量，计算公式为：

式中：下标“x”代表力或力矩系数符号，下标“Free”代表自由流，“δ”代表折叠弹翼展开角度，“0”代表折叠弹翼未展开状态。

(4) CTS 天平测量得到的气动力系数加上第3条中的气动力系数修正差量，即：

式中：下标“CTS”代表天平测量值。

(5) 将修正得到的气动力系数作为六自由度方程求解的输入参数进行轨迹求解，并按照CTS 实验步骤进行下一步工作，经循环后得到折叠弹翼悬挂物的分离轨迹。

1.2 关键技术

折叠弹翼悬挂物的投放分离轨迹试验研究涉及到几个关键技术：(1) 折叠弹翼动态展开过程的模拟方法；(2) 折叠弹翼未展开、展开中间若干状态、完全展开状态的气动力与力矩( 轴向力、侧向力、法向力、俯仰力矩、偏航力矩和滚转力矩) 系数数据库的构建； (3) 在试验时悬挂物分离过程中气动力数据的处理，既要避免重复性拆装模型带来的不便和误差，又要保证数据的准确性；(4) 六自由度运动方程求解前，悬挂物力与力矩系数的修正理论方法，包括姿态的识别、气动力和力矩的插值、坐标系转换方法。

第2 ～4 条主要是解决试验技术的工程实用问题，限于篇幅不在这里详细说明，本文主要针对第1条中的折叠弹翼动态展开过程的模拟方法进行理论分析和描述。

飞机在大气中飞行时，由于飞机的扰动，其附近的流场为非均匀流场，悬挂物从飞机分离时要穿越这个非均匀流场，表现出与在均匀流场中不同的运动特性。飞机周围的非均匀流场可以看作是无穷远处的均匀来流和飞机产生的非均匀扰动流场的叠加，非均匀扰动流场与飞机和悬挂物的布局以及飞行条件有关。在悬挂物从飞机分离的过程中，悬挂物受到的气动力C 可以分解为悬挂物在均匀来流中的气动力Cs和飞机非均匀流场产生的干扰气动力ΔCf，即：

悬挂物在均匀来流中的气动力Cs可以通过悬挂物在无飞机干扰情况下的自由流测力试验获取，飞机非均匀流场产生的干扰气动力ΔCf获取的方法有多种，包括CFD 或实验方法获取。

在相同的飞机干扰流场、位置和姿态角下，悬挂物折叠弹翼未展开和弹翼展开角度为δ 时的气动力分别为：

式中，下标“0”代表折叠弹翼未展开状态，下标“δ”代表折叠弹翼展开状态。

悬挂物折叠弹翼未展开和展开状态时悬挂物主体基本一致，仅有局部变化，可认为二者在飞机流场中受到的干扰气动力ΔCf近似相等，即：

那么折叠弹翼展开角度为δ 时的气动力可表示为：

即在飞机干扰流场中相同位置和姿态角下，折叠弹翼展开状态悬挂物的气动力可表示为折叠弹翼未展开状态的气动力加上折叠弹翼展开与未展开状态的自由流气动力差量。

2 试验结果和分析

2.1 试验对象

某折叠弹翼悬挂物外形如图3 所示，此悬挂物全长3.3m，弹体最大直径0.28m，重量280kg，尾部有4副增稳折叠弹翼，弹翼最大展开角度约60°，弹翼展开时间历程见图4，全程约0.5s。

图3 某折叠弹翼悬挂物外形图Fig.3 The sketch of some store with folding wing

图4 折叠弹翼展开角度随时间变化关系Fig.4 Unfolding angle vs. time

飞机为某轻型战斗机，挂载布局如图5 所示，内侧站位悬挂物为副油箱。

图5 悬挂物挂载布局Fig.5 Store carriage configuration

2.2 试验结果

按照试验流程，获取了马赫数M =0.85 时的某折叠弹翼悬挂物弹翼展开典型状态的自由流气动数据库和飞机平飞下分离轨迹。

图6 是M=0.85 时的折叠弹翼悬挂物不同展开角度的俯仰力矩系数Cm随法向力系数CN的变化曲线。由图可知，折叠弹翼悬挂物纵向静安定度随弹翼展开角度变化差异较大，弹翼未展开时，处于静不安定状态，随着折叠弹翼角度增大到10° ～15°之间，纵向气动特性转变为静安定状态。悬挂物安定度的变化对分离安全性会产生较大影响，传统的CTS 方法无法完成此类悬挂物的分离安全性评估。

图6 M=0.85 时的某折叠弹翼悬挂物自由流气动特性Fig.6 Cm vs. CN of the store with folding wing，M=0.85

图7 是M=0.85 时折叠弹翼悬挂物的分离轨迹轴向位移、侧向位移和法向位移随时间的变化曲线。由结果可知，轴向位移在气动阻力影响下向后缓慢增大；侧向位移在机翼侧洗等干扰下向机翼外侧移动，t=0.5s 重心处侧向位移已超1m；法向位移在重力和气动力双重作用下加速向下运动，t =0.5s 时重心处位移已达到3m 左右。

图7 M=0.85 时的分离轨迹位移Fig.7 Trajectory c.g.locations，M=0.85

图8 是M=0.85 时折叠弹翼悬挂物的分离轨迹俯仰角、偏航角和滚转角随时间的变化曲线。由图可知，随折叠弹翼的展开，悬挂物纵、横向气动特性由静不安定状态向静安定状态转变，悬挂物俯仰角和偏航角开始振荡收敛，俯仰角和偏航角最大波动都出现在0.3s 以内；悬挂物的滚转角是发散的，由于悬挂物是轴对称结构，因此不会对分离安全性有较大影响； 总体而言，在折叠弹翼展开情况下，某折叠弹翼悬挂物在M=0.85 时可以安全分离。

图8 M=0.85 时的分离轨迹姿态角Fig.8 Trajectory angular orientations，M=0.85

3 结 论

本文针对折叠弹翼动态展开过程悬挂物的分离安全性问题，将悬挂物弹翼展开的气动力与力矩系数修正方法引入到悬挂物分离安全性研究当中，解决了折叠弹翼悬挂物分离轨迹风洞试验技术瓶颈，并以某折叠弹翼悬挂物进行试验验证，结果表明该方法具有流程清晰、方法可靠、可操作性强、工程实用等特点，此方法原理不仅适用于CTS 风洞试验，也适用于CFD 轨迹仿真数值计算。

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